Ефективна тяга та зовнішній опір авіаційної силової установки

Abstract

Підвищення економічності та ефективності газотурбінного двигуна може бути забезпечено на основі комплексного розгляду всіх задач, що визначають параметри і характеристики авіаційної силової ус-тановки та літального апарату. Важливе місце в цьому комплексі займає проблема отримання мак-симальної ефективної тяги та силової установки на основі інтеграції параметрів і характеристик мотогондоли та газотурбінного двигуна, що складається з модуля універсального газогенератора і модуля турбовентилятора. Зменшення негативного впливу модуля мотогондоли на ефективну тягу та ефективну питому витрату палива є актуальною проблемою, яка може бути вирішена на основі отримання результатів досліджень інтеграційних параметрів та характеристик мотогондоли газо-генераторного модуля та газотурбінного двигуна з модулем турбовентиляторної приставки, а саме з реалізацією конструктивно-компонувальної схеми газотурбінного двигуна модульної конструкції із за-днім розташуванням турбовентиляторної приставки. Для сучасних силових установок з двоконтурни-ми газотурбінними двигунами з великим ступенем двоконтурності зовнішній опір складає 2-3% від тя-ги двигуна на крейському режимі. Результати експериментальних досліджень показали, що зовнішній опір силових установок з двоконтурними газотурбінними двигунами сучасних надзвукових літаків складає 4-6% від тяги двигуна на крейсерському режимі роботи. У роботі розглядаються питання ае-родинамічної інтеграції газотурбінного двигуна і мотогондоли силової установки літального апарату. Аеротермогазодинамічна інтеграція газотурбінного двигуна і літального апарату передбачає узго-дження параметрів робочого процесу і характеристик газотурбінного двигуна та параметрів і хара-ктеристик мотогондоли літального апарату з метою отримання оптимальних параметрів та харак-теристик літального апарату в розрахункових умовах польоту. В роботі отримано залежності відно-сної ефективної тяги від швидкості польоту. Отримані залежності показують вплив зовнішнього опору мотогондоли на ефективну тягу двоконтурного двигуна при дозвукових швидкостях польоту. Розрахунки виконано для подовження мотогондоли в діапазоні від 4 до 8.

Increasing the efficiency and effectiveness of a gas turbine engine can be achieved through a comprehensive review of all tasks that determine the parameters and characteristics of an aircraft power plant and aircraft. An im-portant place in this complex is occupied by the problem of obtaining the most efficient traction and power plant based on the integration of the parameters and characteristics of the nacelle and gas turbine engine, consisting of a universal gas generator module and a turbofan module. Reducing the negative impact of the engine nacelle module on effective traction and effective specific fuel consumption is an urgent problem that can be solved based on the results of studies of the integration parameters and characteristics of the engine nacelle of the gas generator module and the gas turbine engine with the turbine-fan extension module, namely, with the implementation of structurally layout diagram of a gas turbine engine with a modular design with a rear arrangement of a turbofan attachment. For modern power plants with bypass gas turbine engines with a large bypass ratio, the external resistance is 2-3 % of the engine thrust during cruising operation. The results of experimental studies have shown that the external re-sistance of power plants with bypass gas turbine engines of modern supersonic aircraft is 4-6 % of the engine thrust during cruising operation. The paper considers the issues of aerodynamic integration of a gas turbine engine and a nacelle of an aircraft power plant. Aerothermogasdynamic integration of a gas turbine engine and an aircraft pro-vides for the coordination of the parameters of the working process and the characteristics of the gas turbine engine and the parameters and characteristics of the nacelle of the aircraft in order to obtain optimal parameters and charac-teristics of the aircraft in the design flight conditions. The dependences of the relative effective thrust on the flight velocity are obtained. The obtained dependencies show the influence of the external resistance of the engine nacelle on the effective thrust of the bypass engine at subsonic flight velocities. The calculations were performed to length-en the nacelle in the range from 4 to 8.